Патенты автора Зимин Сергей Николаевич (RU)
Изобретение относится к системам ориентации космических аппаратов (КА) в магнитном поле Земли (МПЗ). Согласно изобретению в качестве датчиков положения КА применяют только магнитометры, измеряющие вектор магнитной индукции (В) МПЗ в связанной системе координат (ССК) КА. По аналитической модели МПЗ вычисляют вектор магнитной индукции (В0) МПЗ в проекциях на оси орбитальной системы координат (ОСК). Приравнивают поворот КА относительно ОСК обратному повороту вектора: В→А относительно ОСК, при этом повернутому вектору A присваивают координаты вектора B в ССК, по которым вычисляют кватернион взаимной ориентации векторов А и В0 в ОСК. По измеренным проекциям абсолютной угловой скорости КА на оси ССК вычисляют соответствующий кватернион угловой скорости. Способ позволяет восстанавливать ориентацию КА в ОСК из произвольного положения, а также – производить без ограничений программную ориентацию КА в ОСК. Технический результат состоит в применимости способа практически к любым типам КА, наиболее же эффективно - к КА небольших размеров. 4 ил.
Данное изобретение относится к электротехнике, в частности к узлам стыковки электрических цепей отсеков ракеты. Техническим результатом является надежная стыковка плат с электросоединителями, обеспечение их защиты от внешних воздействующих факторов в полете и при наземной отработке ракеты. Предложена компоновка узла стыковки электрических цепей ракеты, создающая условия для высокотехнологичной сборки отсеков ракеты при их горизонтальном положении. В узле стыковки электрических цепей отсеков ракеты на плате с электросоединителями второго отсека установлены механизмы фиксации, содержащие пружинные замки с кольцевыми защелками, содержащими овальные отверстия с коническим выступом, охватывающие выполненные на направляющих колонках второго отсека конические пазы и входящие с ними в зацепление, при этом кольцевые защелки с одной стороны соединены со штоком, на котором установлена пружина, создающая усилие сочленения для надежной фиксации отсеков ракеты при ее горизонтальном и наклонном положении, а с другой - с канатами для расстыковки сочленения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
СПОСОБ САМОНАВЕДЕНИЯ КРЫЛАТОЙ РАКЕТЫ // 2723783
Изобретение относится к ракетной технике и может быть применено для разработки программно-аппаратных комплексов управления полетом, обеспечивающих повышение боевой эффективности применения самонаводящихся крылатых ракет различного назначения. Технический результат – повышение боевой эффективности ракеты при самонаведении. По способу применяют крылатую ракету. Ее оснащают головкой самонаведения - ГСН, системой управления с бортовой цифровой вычислительной машиной - БЦВМ, силовой установкой с регулятором подачи жидкого топлива, управляющим положением клапана подачи топлива, аэродинамическими рулями. Включают старт ракеты и обеспечивают ее полет в область расположения цели. Включают ГСН и передают в БЦВМ сигналы о характеристиках целеподобных объектов и дальности до них. Осуществляют расчет с помощью БЦВМ траектории полета к цели и получают от БЦВМ сигналы управления рулями. При этом до старта или при старте крылатой ракеты закладывают в БЦВМ данные о количестве топлива в баке силовой установки. В процессе полета и до включения ГСН не реже 1 раза в секунду регулятором расхода жидкого топлива фиксируют положение клапана подачи топлива и передают данные о нем в БЦВМ для определения расхода жидкого топлива и его текущего количества. После включения ГСН траекторию полета к цели рассчитывают с учетом текущего количества топлива. При достаточном количестве топлива и при одинаковых уровнях сигналов от целеподобных объектов крылатую ракету наводят на одну из дальних целей или на самую крупную цель с максимальной эффективной поверхностью рассеяния независимо от дальности, или формируют противозенитный маневр, или изменяют направление подлета к ближайшей цели. При недостаточном количестве топлива крылатую ракету наводят на ближайшую цель. 1 ил.
Изобретение относится к автономным системам конечного наведения летательных аппаратов (ЛА). Достигаемый технический результат - селекция морской цели (МЦ) оптико-электронной системы (ОЭС) конечного наведения ЛА, в том числе в условиях естественных и преднамеренных помех, посредством комплексирования пассивного тепловизионного и активного лазерного каналов. Указанный результат достигается тем, что в состав ОЭС ЛА включают пассивный тепловизионный канал (ТК) с матричным фотоприемным устройством (ФПУ) и активный импульсный лазерный канал (ЛК) с сонаправленными визирными осями, спектральный диапазон работы ЛК располагают внутри спектрального диапазона работы ТК, работу ЛК начинают после определения пеленга на МЦ посредством ТК либо другого (всепогодного) бортового канала селекции, устройство вывода и приема лазерного излучения ЛК стабилизируют по углам курса и тангажа относительно инерциальной системы координат ЛА, расходимость лазерного излучения выполняют в диапазоне от 0,1 до 8,0 мрад, частоту следования лазерных импульсов задают на уровне не менее 10 Гц, а принятое ФПУ ТК изображение синхронизируют с излучением ЛК с обеспечением работы по временному стробу, соотнесенному с дальностью до МЦ, полученной приемным устройством ЛК, при этом наличие МЦ определяют по ее одновременной фиксации по пеленгу приемными устройствами ТК и ЛК. 8 з.п. ф-лы, 1 ил.
Группа изобретений относится к атмосферным беспилотным летательным аппаратам (БПЛА). Многоразовый БПЛА в транспортно-пусковом контейнере содержит фюзеляж, двигательную установку, стартово-разгонную ступень, складывающиеся крыло и оперение. Каждая из консолей крыла выполнена из телескопически связанных между собой частей, установленных с возможностью раскрытия при помощи лонжеронов, каждый из которых выполнен из телескопически соединенных частей. Корневая часть лонжерона жестко закреплена в корневой части консоли крыла, а в концевой части консоли крыла выполнен жестко закрепленный силовой шпангоут, в которой упирается лонжерон после раздвижения. Внешние торцы корневой и концевой частей лонжерона выполнены глухими. БПЛА оснащен складывающимися взлетно-посадочным шасси. Способ старта многоразового БПЛА из транспортно-пускового контейнера включает запуск стартово-разгонной ступени, движение БПЛА в транспортно-пусковом контейнере и за его пределами. После производят раскрытие и фиксацию в полетном положении оперения и корневых частей консолей крыла БПЛА, с последующим выдвижением концевых консолей крыла при помощи телескопически выдвигаемых лонжеронов и фиксацией в конечном положении. Далее отделяют стартово-разгонную ступень и запускают двигательную установку БПЛА. Группа изобретений направлена на увеличение дальности, высоты и продолжительности полета. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к радиотехнике, в частности к конструкциям радиопрозрачных обтекателей бортовых антенных систем летательных аппаратов, работающих в диапазоне высоких и сверхвысоких частот, и может быть использовано для защиты антенных систем от внешних воздействий. Радиопрозрачный обтекатель предоставляет собой двухслойную радиопрозрачную оболочку, состоящую из внешнего силового и внутреннего герметизирующего слоев. Внешний силовой слой оболочки эквидистантен поверхности летательного аппарата и выполнен из микросферостеклотекстолита на основе кремнийорганического связующего, микросфер и кварцевой ткани. Внутренний герметизирующий слой оболочки представляет собой пресс-композицию на основе пластмасс из ароматического полиамида. Слои между собой склеены по всей поверхности высокотемпературным клеем. Технической задачей предлагаемого изобретения является создание упрощенной конструкции радиопрозрачного обтекателя, предназначенного для защиты антенны от влияния климатических факторов, механических и термических воздействий в жестких условиях эксплуатации, например, при сверхзвуковых скоростях полета летательных аппаратов, с одновременным улучшением весовых характеристик оболочки, и улучшение аэродинамических и радиотехнических характеристик обтекателя. Специфика изготовления предлагаемого радиопрозрачного обтекателя позволяет достичь таких технических характеристик, которые обеспечивают повышение эффективности и надежности функционирования антенной системы для бортовой аппаратуры спутниковой навигации в условиях аэродинамического нагрева корпуса изделия. 1 ил.
Система восстановления курсовой ориентации (ВО) космического аппарата (КА) с использованием орбитального гирокомпаса (ОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), навигационно-баллистический блок (НББ), содержащий центральный бортовой компьютер (ЦБК) и аппаратуру спутниковой навигации (АСН), девять сумматоров, три модуля усиления и преобразования (МУП1, МУП2, МУП3), косинусный (КПУ) и синусный (СПУ) преобразователи углов, четыре блока компенсации взаимовлияния каналов ориентации (БКВК), три интегратора, модуль логического нуля (МЛН), модуль вычисления курсового угла (МВКУ), модуль формирования команды (МФК), модуль расчета программного поворота (МРПП), пять нормально-замкнутых ключей (КНЗ1÷КНЗ5), пять нормально-разомкнутых ключей (КНР1÷КНР5), систему стабилизации (СС). Обеспечивается повышение качества и уменьшение времени переходного процесса при восстановлении курсовой ориентации КА с применением ОГК бесплатформенного типа. 3 ил.
Изобретение относится к управлению космическим аппаратом (КА) с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса, прибора ориентации на Землю и гироскопических измерителей угловой скорости. При этом предварительно оценивают положение КА в орбитальной системе координат, а затем выполняют координированный курсовой программный поворот КА в плоскость орбиты. В процессе поворота компенсируют связи между всеми каналами ориентации. Техническим результатом является повышение качества переходного процесса одновременно в каналах курса, крена и тангажа при существенном уменьшении времени переходного процесса восстановления курсовой ориентации КА. 2 ил.
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ РАКЕТЫ // 2595282
Изобретение относится к военной технике, преимущественно к тактическим и оперативно-тактическим комплексам управляемого ракетного оружия (УРО) с баллистическими (аэробаллистическими) и высотными крылатыми ракетами. В состав оптико-электронной корреляционно-экстремальной СН ракеты дополнительно вводят лазерный высотомер (ЛВ). Функционирование СН начинают на удалении от цели и при высоте полета ракеты 1…20 км, при этом, в случае приема ЛВ отраженных подстилающей поверхностью сигналов выше порогового уровня, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию пикирующей траектории ракеты вплоть до окончания полета. В случае приема ЛВ отраженных сигналов ниже порогового уровня, осуществляют программный маневр ракеты в плоскости стрельбы с выходом на участок пологого планирования на высоте 100…500 м за 0,5…15,0 км от цели, производят корреляционно-экстремальную привязку к подстилающей поверхности и коррекцию планирующей траектории ракеты, с пикирующим конечным участком за 0,1…2,0 км от цели, вплоть до окончания полета. Изобретение позволяет расширить погодный диапазон применения ракет. 2 ил.
Изобретение относится к области космического приборостроения и может быть использовано при создании и эксплуатации гирокомпасной системы ориентации (ГСО) ИСЗ для около круговых орбит. Технический результат - повышение точности. Для этого обеспечивают трехканальную автокомпенсацию инструментальных погрешностей системы путем построения приборной орбитальной системы координат (ОСК), номинально совпадающей с текущей ОСК, при неограниченных курсовых углах ИСЗ, совершения программных поворотов ИСЗ на четыре заданных курсовых угла, выработки и введении представительных (более полных) поправок на погрешности системы по крену, курсу и тангажу в соответствии с приведенными алгоритмами при сохранении динамики и непрерывности режима гирокомпасирования системы. При этом рассмотрен вариант технического решения задачи о программных поворотах ИСЗ с заданной скоростью на любые курсовые углы для бортовой научной аппаратуры и для коррекции высоты и плоскости орбиты при сохранении режима и точности работы системы. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для ориентации космических аппаратов (КА). Система ориентации КА с использованием бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) содержит прибор ориентации по Земле (ПОЗ), блок гироскопических измерителей угловых скоростей (БИУС), программный модуль управления (ПМУ), одиннадцать сумматоров, три модуля усиления (МУ), пять интеграторов, четыре модуля компенсации взаимовлияния каналов (МКВК), косинусный преобразователь (КП), синусный преобразователь (СП), два ключа. В установившемся режиме ориентации измеряют разности сигналов ПОЗ и выходных сигналов БОГК в каналах крена и тангажа, корректируют показания БИУС в каналах крена и курса, тангажа, поворачивают КА по курсу на девяносто градусов с замещением канала гирокомпасирования крена на канал гирокомпасирования тангажа, продолжают ориентированный орбитальный полет, вводят в сигнал коррекции в канале тангажа сигнал автокомпенсации ошибок ПОЗ по тангажу, вычисляют сигнал коррекции БОГК в канале тангажа, дожидаются завершения переходных процессов в контуре ориентации, запоминают накопленное значение сигнала автокомпенсации в канале тангажа и отключают его накопление, выполняют обратный поворот КА по курсу, производят обратное замещение каналов крена и тангажа БОГК, вводят в канал коррекции БОГК по тангажу значение сигнала автокомпенсации в качестве поправки на детерминированную ошибку ориентации БОГК в канале тангажа, вычисляют сигнал коррекции в канале тангажа, вводят в разностный сигнал для каналов крена и курса сигнал автокомпенсации детерминированных ошибок ПОЗ по крену, вычисляют новый сигнал коррекции БОГК в каналах крена и курса. Изобретение позволяет компенсировать ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Гирокомпасная система ориентации искусственного спутника Земли (ИСЗ) содержит инфракрасный построитель местной вертикали по каналу крена, восемь сумматоров, три усилительно-преобразующих устройства, блок гироскопических датчиков угловых скоростей (БДУС) по каналу крена, три интегратора, БДУС по каналу курса, три задатчика орбитальной угловой скорости, ПМВ по каналу тангажа, БДУС по каналу тангажа, два преобразователя координат, задатчик программных курсовых углов, дифференцирующее устройство, задатчик проекций орбитальной угловой скорости на оси крена и тангажа ИСЗ, соединенные определенным образом. Обеспечивается орбитальная ориентация ИСЗ при отработке заданных программных курсовых углов. 5 ил.
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам технического контроля и диагностирования бортовых систем (БС) беспилотного летательного аппарата (БПЛА). Техническим результатом является повышение эффективности проверки БС БПЛА. В заявленном способе дополнительно производят анализ и обработку данных, полученных от центральной ЭВМ комплекса посредством интеллектуальной системы поддержки принятия решений, осуществляют классификацию значений критичных параметров контроля, характеризующих критичные составные части БС БПЛА по качественному признаку, с присвоением каждому параметру качественной оценки для выявления предотказных состояний БС БПЛА и проведения упреждающего диагностирования, при обнаружении неразличимых неисправностей формируют оптимальные последовательности проведения диагностирования в виде первого ранжированного списка прецедентов и второго ранжированного списка решений инцидента, а также формируют окончательную оптимальную последовательность проведения диагностирования в виде третьего ранжированного списка прецедентов и решений инцидента, на основе обработки первого и второго списков. 2 н.п. ф-лы, 10 ил.
Изобретение относится к устройству управления положением космического аппарата (КА) в пространстве с использованием орбитального гирокомпаса. Устройство управления содержит построитель местной вертикали, сумматоры, усилительно-преобразовательные блоки, интеграторы, блоки компенсации взаимовлияний каналов и гироскопический измеритель угловой скорости, блок задания положения КА, косинусные преобразователи углов, синусные преобразователи углов, блок управления положением КА по курсу и блок задания положения КА по курсу. Связи между элементами устройства выполнены так, что позволяют управлять поворотом КА по курсу на произвольный угол без потери точности ориентации КА относительно орбитальной системы координат (ОСК). При этом контур коррекции от построителя местной вертикали остаётся в рабочем режиме. КА может либо свободно вращаться по курсу, либо находиться в определенном положении относительно ОСК по курсу без потери точности ориентации. Технический результат заключается в повышении точности ориентации КА в пространстве. 5 ил.
Изобретения относятся к управлению угловым движением космических аппаратов (КА) и, в частности, к гироскопическим системам ориентации КА, снабженным аппаратурой наблюдения (АН) наземных объектов, на околокруговой орбите. При работе таких КА требуется исключение бокового сдвига изображения наземных объектов, например, в фокальной плоскости АН, вызванного суточным вращением Земли. Для этого КА разворачивают на путевой курсовой угол по закону косинуса с круговой частотой, равной орбитальной угловой скорости. Согласно предлагаемому способу одновременно с поворотом КА по курсу поворачивают КА на путевой угол крена по закону синуса с той же частотой. В результате приборная путевая плоскость, образованная осями крена и курса, оказывается повернутой относительно линии узлов орбиты на постоянный угол, равный амплитуде путевого угла. Поэтому в установившемся режиме энергия затрачивается не на повороты по курсу и крену, а лишь на угловую стабилизацию КА для противодействия внешним возмущающим воздействиям. Поворот визирной оси АН по крену относительно орбитальной системы координат в сторону наблюдаемых наземных объектов выполняют с учетом текущего программного угла поворота по крену. Предлагаемое устройство включает в себя приборное обеспечение для реализации описанного выше способа. Техническим результатом изобретений является исключение колебательного движения КА по курсу относительно плоскости орбитальной системы координат, а также запаздывания отработки программного угла курса и снижение тем самым расхода энергии, потребного для работы КА на орбите. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.
Предлагаемое техническое решение относится к области космической техники и может быть использовано при создании гирокомпасной системы ориентации искусственного спутника Земли для околокруговой орбиты. Предложенное изобретение направлено на устранение влияния постоянной погрешности построителя местной вертикали (ПМВ) по крену и других погрешностей, действие которых эквивалентно погрешности ПМВ, на погрешности системы ориентации по крену и курсу без ухудшения динамики контуров коррекции системы. Заявленная гирокомпасная система ориентации искусственного спутника Земли содержит построитель местной вертикали по каналу крена, пять сумматоров, три усилительно-преобразующих устройства, блок датчиков угловых скоростей, три интегратора, три задатчика программной угловой скорости, блок формирования поправок по курсу и крену (БФП) и программно-временной задатчик режимов. Причем БФП выполнен в виде последовательно соединенных нормально разомкнутых контактов первого коммутатора, фильтра шумовых сигналов, например апериодического звена, цифрового арифметического устройства, масштабирующего устройства и нормально разомкнутых контактов второго коммутатора. 2 ил.
БЕСПЛАТФОРМЕННЫЙ ОРБИТАЛЬНЫЙ ГИРОКОМПАС С ПРОИЗВОЛЬНОЙ КУРСОВОЙ ОРИЕНТАЦИЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2488774
Изобретение относится к области авиационно-космического приборостроения и может быть использовано при создании бесплатформенного орбитального гирокомпаса (БОГК) с произвольной курсовой ориентацией космического аппарата (КА) на около круговой орбите
Изобретение относится к области предотвращения несанкционированного применения воздушных судов (ВС), в том числе предотвращения террористических атак
